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论文中英文摘要
作者姓名：宋黎明
论文题目：固体火箭发动机推力调节机构的设计与分析
作者简介：宋黎明，男，1982年10月出生，2006年09月师从于内蒙古工业大学孙鹏文教授，于2009年03月获硕 位。
中 文 摘 要
固体火箭发动机具有结构简单、体积小、反应快、使用简便、能长期贮存、可靠性高、成本低、维护费用少等突出优点，目前已成为军用导弹的标准推进手段。但固体火箭发动机推力大小的调节较为困难，一经点火，便只能按照预定的推力方案进行工作，自动地燃烧到工作结束，不能根据需要实时改变推力的大小，这在很大程度上限制了其性能的发挥。
科技的发展和国防的需要要求固体火箭发动机具备推力大小的调节能力，特别是推力的随机调控能力。国外对可控推力固体火箭发动机的研究较早，在理论和实验研究方面进行了大量的工作，探索出了很多技术途径和设计方案，有的已经进入实际应用阶段；国内对推力可控固体火箭发动机的研究起步较晚，目前还处于概念的引入阶段，对于喉栓式变推力发动机的原理试验和总体性能方面的研究也还很少，尚处于探索阶段。目前，从工作原理上考虑，固体火箭发动机推力调节方案主要有六种：脉冲发动机、熄火发动机、加质发动机、可变喉部面积发动机、控制推进剂质量燃速发动机、凝胶推进剂发动机。其中调节喉部面积的方案（通常包括喉栓调节式和涡流阀调节式两种）研究历史最长，基础较好。在采用喉栓方案控制固体火箭发动机推力时能够实现推力大小的无级调节，并且可以对发动机推力的大小进行较大范围调节，实现远距离飞行和快速打击目标的任务。因此，喉栓式变推力固体火箭发动机的研究在近年来受到了广泛的关注。
就目前来看，推力大小调节技术已成为固体发动机的一个重要研究领域。与推力预定发动机（如单室双推力、脉冲发动机等）相比，推力随控固体火箭发动机更能合理地分配推进剂能量，根据实时需要调节其推力大小，充分利用和发挥固体火箭发动机的性能。因此，固体火箭发动机推力大小调节技术的发展对拓宽固体火箭发动机的应用范围和用途起到积极的作用，实现推力的随机控制将意味着固体火箭发动机技术的重大突破。
本文基于传统固体火箭发动机的结构和特点，从原理性和可行性角度出发，设计了适合在其上应用的喉栓式推力调节机构。对于发射前定制好飞行规律的发动机，喉栓的运动控制相对容易，但是对于能够在飞行过程中根据飞行状态和作战目标的变化实现喉栓运动随机调节的发动机来说，该问题十分复杂，一方面要求采用的控制传动机构响应迅速，另一方面要求采用准 控制模型来完成任务。目前多数采用液压系统来操纵喉栓的运动。文中阐述了系统的工作过程和工作原理，对喉栓式推力调节机构控制部分进行了初步设计，并对带有喉栓式调节机构的喷 流场进行了数值模拟。旨在通过对喉栓式推力调节机构的控制方案、调节性能的研究，为喉栓式固体火箭发动机的设计提供思路和理论依据。论文完成的主要工作内容如下：
第一，利用喉栓来实现固体火箭发动机推力调节的工作原理为：喉栓安装在燃烧室内部的支撑套内，其轴线与燃烧室轴线重合；当喉栓受控制传动系统驱动时，将沿着发动机轴线做水平往复运动，使喷管喉部面积发生变化，从而实现推力大小的改变。在分析喉栓式固体火箭发动机工作原理的基础上，建立了喉栓式推力调节机构实现推力变化的数学模型（燃烧室推力、喉栓位置、实际喉部面积三者之间的数学模型）；导出了影响调节效果的主要因素——燃速压强指数n和喉部面积变化系数ε，并分析评价了主要因素对调节效果的影响规律。燃速压强指数一定时，喉部面积变化越大，推力调节的范围越大；且燃速压强指数值越大，等喉部面积调节产生的效果就越好。但随着燃速压强指数的增大，当其值大于0.85时，较小的喉部面积改变将可能引起压强和推力较大幅度的变化，这将对喉栓的控制精度提出更高的要求。因此，在设计过程中，应结合实际确定喉部面积调节范围，适当地选择推进剂压强指数，并使之合理配合，达到最优性能的调节。
第二，喉栓式固体火箭发动机推力调节机构的伺服系统是一个位置伺服控制系统。其主要功能是根据输入信号的大小和极性控制喉栓的水平往复运动，从而改变喷管喉部面积，调节燃烧室的压强和推力大小。当控制系统接收到增加推力的控制指令时，驱动系统将推动喉栓伸出支撑套，向喷管喉部方向运动，这时喷管喉部面积减小，燃烧室内压强升高，产生的推力将增大；反之，当控制系统接收到减小推力的指令时，驱动系统将拉动喉栓缩回支撑套内，向喷管喉部的反方向运动，这时喷管喉部面积增大，燃烧室内压强降低，进而推力减小。结合推力调节机构实现推力调节的原理和控制的特点，选择电动伺服系统对喉栓的运动进行控制，建立了推力调节的闭环控制模型，设计了滑动模态变结构与脉冲调宽相结合的控制方案，推导了变结构控制规律，并应用MATLAB软件对控制系统的阶跃响应情况进行了仿真，分析了系统的稳定性和响应性。通过对仿真结果的分析，所设计系统具有良好的稳定性。

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